Рис. 1. Схема ударной трубы (а) и зависимость давления Р от расстояния х в 
некоторый момент времени после разрыва диафрагмы (б): 1 — камера; 2 — 
диафрагма; 3 — канал; 4 — измерительная секция; 6 — покоящийся газ камеры; 6 — 
волна разрежения; 7 — газ камеры, вышедший из волны разрежения; 8 — контактная 
поверхность; 9 — газ канала, сжатый в ударной волне; 10 — ударная волна; 11 — 
покоящийся газ канала.
Рис. 2. Схемы аэродинамической ударной трубы (а) и ударной трубы с 
нестационарным разгоном рабочего газа (б): 1 — камера; 2 — первая диафрагма; 
3 — канал; 4 — вторая диафрагма; 5 — сопло; 6 — измерительная секция; 7 — 
дополнительный отсек.
Ударный самолёт — боевой самолёт, предназначенный для воздействия по наземным и 
морским (надводным и подводным) целям авиационными средствами поражения. 
Оснащается многофункциональным прицельно-навигационным комплексом и комплексом 
вооружения, включающим пушечное, бомбардировочное (минно-торпедное), ракетное 
(управляемое и неуправляемое) вооружение, а также средства обороны и 
преодоления ПВО противника. У. с. подразделяются на штурмовики, 
истребители-бомбардировщики, бомбардировщики (фронтовые, дальние, 
стратегические) и противолодочные (см. Противолодочный летательный аппарат).
Удельная мощность двигателя — отношение мощности двигателя к секундному расходу 
проходящего через него воздуха. Наиболее часто понятие У. м. используется для 
оценки совершенства ТВД и турбовальных ГТД, для которых У. м. — отношение 
соответственно эквивалентной мощности ТВД (суммы мощностей винта и реактивной 
струи) или мощности на валу турбовального двигателя к секундному расходу 
воздуха. Уровень удельной мощности ТВД и турбовальных ГТД 250—400 кВт{{·}}с/кг.
Удельная нагрузка на крыло — отношение веса ЛА к характерной площади крыла, за 
которую обычно принимают площадь проекции крыла (включая подфюзеляжную часть) 
на базовую плоскость крыла (см. Системы координат). У. н. характеризует несущие 
свойства ЛА. От неё зависят высота полёта, взлётная и посадочная скорости, 
длина взлётной дистанции, а также манёвренные характеристики. Так как вес ЛА 
меняется в процессе полёта, используются понятия взлётной, текущей и посадочной 
У. н. У самолётов 80х гг. У. н. в зависимости от их назначения меняется в 
широких пределах и может достигать 7000 Н/м2 (Па).
Удельная тяга воздушно-реактивного двигателя — отношение тяги ВРД к секундному 
расходу воздуха. Максимальное значение У. т. составляет 1250 Н{{·}}с/кг в ТРДДФ 
при максимальном форсаже. У. т. нефорсированного ТРД может достигать 
1000 Н{{·}}с/кг. ТРДД дозвуковых пассажирских самолётов имеют У. т. на взлётном 
режиме в пределах 300—400 Н{{·}}с/кг в зависимости от степени двухконтурности.
Удельная энергия летательного аппарата — отношение Е суммы потенциальной и 
кинетической энергий ЛА к его весу. У. э. — та высота, на которую мог бы 
подняться ЛА при полном преобразовании его кинетической энергии в 
потенциальную: E = Н + V2/2g, где V и Н — текущие скорость и высота полёта, g — 
ускорение свободного падения. Другое название У. э. — энергетическая высота.
Удельный вес двигателя — отношение веса двигателя к его тяге или мощности на 
взлётном режиме. У. в. д. зависит от типа двигателя и уменьшается по мере 
совершенствования его конструкции. В СССР комплектность двигателя для 
определения У. в. д. была регламентирована государственным стандартом. Удельный 
вес реактивных двигателей (безразмерная величина) находится в пределах: ТРД — 0,
2—0,25, ТРДФ — 0,15—0,2, ТРДД — 0,165—0,22, ТРДДФ — 0,1—0,15. Удельный вес ТВД 
без винта, отнесённый к эквивалентной мощности, равен 2,7—3,3 Н/кВт.
Удельный импульс тяги ракетного двигателя, удельный импульс ракетного двигателя,
 — отношение тяги ракетного двигателя к секундному массовому расходу рабочего 
тела (производная от импульса тяги по расходуемой массе в данном интервале 
времени). Выражается в Н{{·}}с/кг = м/с. На расчётном режиме работы двигателя 
совпадает со скоростью реактивной струи. Энергетический показатель 
эффективности двигателя.
Удельный расход топлива авиационного двигателя — отношение часового расхода 
топлива к реактивной тяге или мощности двигателя. У. р. т. зависит от режимов 
работы двигателя, его типа, расчётных параметров рабочего процесса двигателя и 
кпд его элементов. Наиболее важен У. р. т. в условиях длительного крейсерского 
полёта. Наименьшие значения У. р. т. среди реактивных двигателей имеют ТРДД с 
большой степенью двухконтурности. Эти значения достигают 0,058 кг/(Н{{·}}ч) при 
Маха числе полёта М{{?}} = 0,8 на высоте H = 11 км. ТВД имеют У. р. т. в 
пределах 220—300 г/(кВт{{·}}ч) при М{{?}} = 0,7 и H = 11—8 км (значения 
отнесены к мощности на валу винта).
Удлинение авиационных конструкций — 1) У. крыла — отношение квадрата размаха 
крыла l к площади крыла S: {{?}} = l2/S; характеризует степень вытянутости 
крыла вдоль размаха. Для прямоугольных крыльев {{?}} = l/b, где b — хорда крыла.
 У. крыла — один из основных геометрических параметров крыла, определяющих его 
аэродинамические характеристики. При малых дозвуковых скоростях полёта несущие 
свойства эллиптического крыла большого У. определяются соотношением сy{{?}} = 
2{{? ?}}/({{?}} + 2) (см. Аэродинамические коэффициенты), а его индуктивное 
сопротивление Хi при заданном значении коэффициента подъёмной силы сy обратно 
пропорционально {{?}}. Т. о., при увеличении {{?}} несущие свойства крыла 
возрастают, а Xi уменьшается и соответственно растёт максимальное 
аэродинамическое качество. Однако удлинение крыла, как правило, ведёт к 
непропорциональному росту его массы из-за необходимости обеспечить надлежащие 
прочность и жёсткость крыла. У рекордных планёров значение {{?}} достигает 40; 
у дозвуковых пассажирских самолётов 80х гг. {{?}} = 7—10 (например, у самолёта 
Ил96-300 {{?}} = 9,5).
При сверхзвуковых скоростях полёта более существенными оказываются другие